JP6644132B2 - Heat dissipation device using heat pipe panel - Google Patents
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Description
人工衛星や宇宙機は、内部に搭載される機器や投入される軌道、姿勢等の条件に合わせて熱構造設計や機器配置設計等の機械システム設計を実施する。従って、設計条件が異なると前記設計も各々異なる。本発明は、人工衛星や宇宙機のヒートパイプを内蔵した構体パネルを連結した連結ヒートパイプパネルを用いた放熱装置に関するもので、搭載機器や軌道姿勢条件が異なっても同一の機械システム設計が適用できるようになり、設計を標準化することができるものである。 For artificial satellites and spacecraft, mechanical system design such as thermal structure design and equipment layout design is performed in accordance with the conditions such as the equipment mounted inside and the orbit and attitude to be inserted. Therefore, when the design conditions are different, the designs are also different. The present invention relates to a heat radiator using a connected heat pipe panel in which structural panels having built-in heat pipes of a satellite or a spacecraft are connected, and the same mechanical system design is applied even if the mounted equipment and the orbit attitude conditions are different. It is possible to standardize the design.
人工衛星や宇宙機は、各々のミッションに応じて搭載機器や軌道姿勢条件が異なるので、各機器を搭載するための熱構造設計や機器配置設計をその都度実施する必要がある。例えば、衛星の熱設計では、搭載機器の発熱や軌道上の熱環境条件に合わせて、太陽光等の軌道熱入力の小さい放熱に適した衛星構体パネルの内面に発熱機器を搭載し、その反対面の宇宙空間側に適切なサイズの放熱面を設けて機器発熱を宇宙空間に放熱する。そのため搭載機器や軌道姿勢条件が変わって衛星内部の機器発熱や軌道上の熱環境条件が変わると、機器配置や放熱面の配置、サイズ等の設計を変える必要がある。 Since artificial satellites and spacecraft have different on-board equipment and orbit attitude conditions according to their missions, it is necessary to carry out thermal structure design and equipment layout design for mounting each equipment each time. For example, in the thermal design of satellites, heat-generating equipment is mounted on the inner surface of a satellite structure panel suitable for heat radiation with small orbital heat input such as sunlight, according to the heat generated by the onboard equipment and the thermal environment conditions in orbit. A heat radiation surface of an appropriate size is provided on the outer space side of the surface to radiate the heat generated by the equipment to outer space. Therefore, if the on-board equipment and the orbit attitude conditions change and the heat generation inside the satellite and the thermal environment conditions on the orbit change, it is necessary to change the design of the equipment arrangement, the arrangement of the heat radiation surface, the size, and the like.
通信衛星や気象観測衛星等の静止衛星の場合、衛星の南北面は太陽光熱入力が小さいため、衛星内部の機器発熱を宇宙空間へ放熱するのに適した面になる(図23参照)。そのため、静止衛星においては南北面を主放熱面とした衛星バスが世界の主要衛星メーカにおいて標準化されている。また、赤道上空の静止軌道は黄道に対して約23.4°の傾斜角を有するため、静止衛星の南北面には前記傾斜角に応じた太陽光が入射し、太陽光を受けた南面又は北面は放熱能力が低下する。その対策として、従来、南北面をヒートパイプで連結して前記の放熱能力低下を防止する南北連結ヒートパイプパネル技術が、発明されている(例えば、特許文献1参照)。
しかしながら、前記の標準化された衛星バス技術や南北連結ヒートパイプパネル技術は南北面への太陽光熱入力が小さい静止衛星には適用できても、軌道姿勢条件が異なり南北面という概念のない低軌道衛星や宇宙機には適用できない。また、主放熱面が南北面の2面に限られるため、発熱機器の搭載領域が南北パネル面積の制約を受ける。東西面等の南北面以外の衛星構体面は太陽光熱入力が大きく放熱に適していないため、南北面以外に機器を搭載する場合には放熱の問題が生じる。また、南北パネルをできるだけ大きくして機器搭載領域を拡張するにしても、衛星のサイズは打上げロケットのフェアリング内に収まる寸法に抑える必要があるため、その範囲内でしか拡張できず、現状の静止衛星バスは、機器搭載性や放熱能力が南北パネル面積の制約を受けるという問題を抱えている。In the case of a geostationary satellite such as a communication satellite or a meteorological observation satellite, the north-south surface of the satellite has a small amount of solar heat input, and thus becomes a surface suitable for radiating heat generated by equipment inside the satellite to outer space (see FIG. 23). For this reason, in geostationary satellites, a satellite bus having a north-south surface as a main heat radiation surface has been standardized by major satellite manufacturers around the world. Further, since the geosynchronous orbit above the equator has an inclination angle of about 23.4 ° with respect to the ecliptic, sunlight corresponding to the inclination angle is incident on the north-south surface of the geostationary satellite, The heat dissipation capacity of the north side decreases. As a countermeasure, a north-south connection heat pipe panel technology has been invented in which the north-south surface is connected by a heat pipe to prevent the above-mentioned decrease in heat dissipation capability (for example, see Patent Document 1).
However, even though the standardized satellite bus technology and north-south connected heat pipe panel technology can be applied to geostationary satellites with small solar heat input to the north-south plane, low-orbit satellites with different orbital attitude conditions and no concept of the north-south plane And spacecraft. In addition, since the main heat radiating surface is limited to the two north-south surfaces, the mounting area of the heating device is limited by the north-south panel area. Since the satellite structure surface other than the north-south surface such as the east-west surface has a large solar heat input and is not suitable for heat radiation, there is a problem of heat radiation when equipment is mounted on other surfaces than the north-south surface. Also, even if the north-south panel is made as large as possible to expand the equipment mounting area, the size of the satellite must be kept within the range of the launch vehicle fairing, so it can only be expanded within that range. The geosynchronous satellite bus has a problem that the mountability of equipment and the heat radiation capacity are restricted by the north-south panel area.
前述の静止衛星バスが抱える問題を解決する方策として、南北面の放熱能力を向上するために、打上げ時は折り畳んだ放熱パネルを軌道上で各々南面、北面側に展開して南北面の面積を拡張して放熱能力を高める展開ラジエータという技術が開示されている(例えば、特許文献2、3参照)。
しかしながら、展開ラジエータには展開機構が必要であり、展開後のラジエータまで熱を輸送するループヒートパイプというフレキシブルな配管を有する先進の熱輸送装置も必要である。展開ラジエータは、前記の展開機構やループヒートパイプが故障した場合には放熱できなくなるという信頼性上の課題を有している。As a measure to solve the problem of the geostationary satellite bus mentioned above, in order to improve the heat radiation capacity of the north-south surface, at the time of launch, the folded radiator panels are deployed in orbit on the south side and the north side, and the area of the north-south surface is increased. A technology called a deployment radiator that expands and enhances a heat dissipation capability is disclosed (for example, see
However, the deployment radiator needs a deployment mechanism, and also requires an advanced heat transport device having a flexible pipe called a loop heat pipe for transporting heat to the radiator after deployment. The deployment radiator has a reliability problem that it is impossible to radiate heat when the deployment mechanism or the loop heat pipe fails.
また、その他の方策として、静止衛星の東西面をヒートパイプで連結して、東(或いは西)面に太陽光が入射した場合には、その反対の西(東)面に熱輸送して放熱し、東西面に発熱機器を搭載する考え方もある。しかしながら、既存の静止衛星バスは、東西面を機器の実装や換装時に衛星内部にアクセスするアクセスパネルとして使用しており、東西パネルに機器や連結ヒートパイプを配置するとアクセスパネルとして使用できなくなり作業性の問題が発生する。 As another measure, when the east-west surface of the geostationary satellite is connected by a heat pipe, and sunlight enters the east (or west) surface, heat is transported to the opposite west (east) surface to release heat. There is also a concept of mounting heating equipment on the east-west side. However, the existing geosynchronous satellite bus uses the east-west plane as an access panel to access the inside of the satellite when installing or replacing equipment, and if equipment and connected heat pipes are placed on the east-west panel, it can no longer be used as an access panel and workability Problems occur.
以上のように、現状の静止衛星バスは低軌道衛星や宇宙機には適用できず、また静止衛星の機器搭載性や放熱能力の向上にも課題がある。 As described above, the current geosynchronous satellite bus cannot be applied to low-Earth orbit satellites and spacecraft, and there is also a problem in improving the mountability of the geosynchronous satellite's equipment and heat dissipation capability.
更に、宇宙の熱真空状態を模擬した地上の環境で機体の性能確認や検証を行う熱真空試験では、各機体や機体各面の熱設計が異なるため、各々の機体に対して各面の熱環境条件を設定するための試験用ヒータや前記ヒータを支持する治具が個別に必要になり、機体毎に数多くの試験治具が必要になる。また、ヒートパイプを有する機体は、試験中ヒートパイプが動作するように水平に設定する必要があり、南北パネルに格子状に配置されたヒートパイプを内蔵する静止衛星は、衛星を横倒しして南北パネルが水平になるように設置する必要がある。以上の通り、熱真空試験の治具や設置方法等も衛星毎に異なるのが現状である。 Furthermore, in a thermal vacuum test to confirm and verify the performance of the aircraft in a ground environment that simulates the thermal vacuum state of the universe, the thermal design of each aircraft and each surface of the aircraft is different. A test heater for setting environmental conditions and a jig supporting the heater are individually required, and a large number of test jigs are required for each body. Aircraft with heat pipes must be set horizontally so that the heat pipes operate during the test, and a geostationary satellite with built-in heat pipes arranged in a grid on the north-south panel Panels must be installed horizontally. As described above, the jig and installation method of the thermal vacuum test are different for each satellite at present.
前述の通り、構体パネル内側に機器を搭載し、同パネル反対面の宇宙空間側の面に放熱面を設けて機器発熱を宇宙空間に放熱する既存の方式では、機器が搭載される構体パネル毎に、機器発熱や軌道熱入力条件が異なり、機体毎や機体各面の構体パネル毎に機器配置やヒートパイプ、放熱面、ヒータ等を設計する必要がある。そのため、設計の標準化ができず開発期間やコストがかかるという課題があった。 As described above, in the existing method of mounting equipment inside the structural panel and providing a heat dissipation surface on the outer space side opposite to the panel to dissipate the heat generated by the equipment to outer space, each of the structural panels on which the equipment is mounted In addition, equipment heat generation and orbital heat input conditions are different, and it is necessary to design equipment arrangements, heat pipes, heat radiation surfaces, heaters, and the like for each body or for each structural panel on each surface of the body. For this reason, there has been a problem that the standardization of the design cannot be performed and a development period and cost are required.
この発明は係る課題を解決するためになされたものであり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減可能な放熱構造を提供することを目的とする。 The present invention has been made to solve the above-described problem, and has as its object to provide a heat radiation structure that can reduce the development period and cost by standardizing the mechanical system design.
この発明に係る放熱構造は、人工衛星の構体あるいは宇宙機の構体の周囲に配置されるインナーパネルであって、周方向に連結されたヒートパイプが少なくとも1本内蔵されたインナーパネルを備えるようにした。 The heat radiation structure according to the present invention is an inner panel disposed around a structure of an artificial satellite or a structure of a spacecraft, wherein the inner panel includes at least one heat pipe connected in a circumferential direction. did.
この発明によれば、人工衛星や宇宙機の設計において、搭載機器や投入される軌道姿勢条件が異なっても同一の熱構造設計や機器配置設計が適用できるようになり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減できるという効果を奏する。特に、熱設計においては、軌道姿勢条件や搭載機器の違いにより熱入力条件が変わっても、ヒートパイプや放熱面、及び、ヒータの設計を同一にできる。また、機器が搭載されるインナーパネルがヒートパイプにより熱的に連結されるので、ある機器がオフして温度が低下しても別の機器の発熱で過度な温度低下を防止することが可能となり、機器発熱をヒータとして利用できるので、ヒータ電力やヒータ系統の削減が可能となる。 According to the present invention, in the design of a satellite or a spacecraft, the same thermal structure design and equipment layout design can be applied even if the onboard equipment and the orbit attitude conditions to be input are different, and the mechanical system design can be standardized. This has the effect of reducing development time and costs. In particular, in the heat design, even if the heat input condition changes due to the orbit attitude condition and the difference in the mounted equipment, the design of the heat pipe, the heat radiation surface, and the heater can be made the same. Also, since the inner panel on which the device is mounted is thermally connected by a heat pipe, even if one device is turned off and the temperature drops, it is possible to prevent excessive temperature drop due to heat generated by another device Further, since the heat generated by the device can be used as a heater, it is possible to reduce the heater power and the heater system.
人工衛星や宇宙機の熱構造設計や機器配置設計等の機械システム設計には、従来、上述の課題のほか、以下のような課題もあった。 Conventionally, mechanical system design such as thermal structure design and equipment layout design of artificial satellites and spacecraft has the following problems in addition to the above-mentioned problems.
課題の1つとして、構体パネルの内側に機器を搭載する構成のため、機器やハーネスの実装や換装をする際に、作業対象の機器が搭載される構体パネル全体を一旦取り外すか、アクセスパネルやアクセスホールを設け、その後、機器等にアクセスする必要があり作業性が悪いという課題があった。 One of the issues is that the equipment is mounted inside the structural panel, so when mounting or replacing the equipment or harness, once remove the entire structural panel on which the equipment to be worked is mounted, or remove the access panel or There was a problem that it was necessary to provide an access hole and then access equipment and the like, resulting in poor workability.
また、高い機敏性(アジリティ)が求められる衛星では、衛星慣性モーメント(MOI)を小さくする必要があるが、構体パネルの内側に機器を搭載して前記パネル反対側の宇宙空間側の面に放熱面を設ける既存の方式では、機体の重心位置から離れた位置に機器が搭載されることになり、かつ機器の換装等に備えて衛星内部に作業空間を設ける必要があるため、機器を高密度に実装できず、その結果、MOIを低減して高アジリティ化することができないという課題があった。 In a satellite requiring high agility (agility), it is necessary to reduce the satellite moment of inertia (MOI). However, equipment is mounted inside the structural panel and heat is radiated to the surface on the outer space side opposite to the panel. In the existing method of providing a surface, equipment must be mounted at a position distant from the center of gravity of the aircraft, and it is necessary to provide a work space inside the satellite in preparation for equipment replacement, etc. However, as a result, there is a problem that the MOI cannot be reduced and the agility cannot be increased.
また、格子状にヒートパイプを内蔵した主放熱面の南北パネルに多くの発熱機器を搭載する静止衛星は、南北面以外のパネルに多数の発熱機器を搭載したり、放熱面を南北面以外のパネルに増やしたりできず、機器搭載性や放熱能力の向上に課題があった。 In addition, a geostationary satellite with many heat-generating devices mounted on the north-south panel on the main heat-dissipating surface with built-in heat pipes in a lattice shape, and many heat-generating devices mounted on panels other than the north-south surface, and heat-dissipating surfaces other than the north-south surface The number of panels could not be increased, and there was a problem in improving the equipment mountability and heat dissipation capacity.
また、熱真空試験では、各機体や機体各面の設計に合わせて熱入力条件を設定するため、試験用ヒータ等の試験治具が機体毎に必要になり、数多くの試験治具が必要になる。そのため試験毎に新たな治具の設計/製造、試験準備作業、試験中の設定/調整作業が必要になり、試験が標準化できずコストがかかるという課題があった。 In the thermal vacuum test, heat input conditions are set in accordance with the design of each machine and each surface of the machine, so test jigs such as test heaters are required for each machine, and many test jigs are required. Become. Therefore, design / manufacture of a new jig, test preparation work, and setting / adjustment work during the test are required for each test, and there has been a problem that the test cannot be standardized and costs increase.
また、静止衛星の熱真空試験では、南北パネル内部の格子状に配置されたヒートパイプを水平に設置して動作させるために衛星を横倒しする必要があり、そのための作業や試験治具が必要になり、作業性の問題や低軌道衛星等と試験治具が共通化できないという課題があった。 In a thermal vacuum test of a geostationary satellite, it is necessary to lay the satellite sideways in order to install and operate the heat pipes arranged in a grid inside the north-south panel horizontally, which requires work and test jigs. Therefore, there is a problem of workability and a problem that a test jig cannot be shared with a low-orbit satellite or the like.
この発明の実施の形態に係る放熱装置によれば、以下の効果も奏することができる。 According to the heat dissipation device according to the embodiment of the present invention, the following effects can also be obtained.
機器やハーネスの実装や換装をする場合、外側のアウターパネルだけを取り外せば作業対象の機器やハーネスに容易にアクセスできるので作業性が良くなるという効果を奏する。 When mounting or replacing a device or a harness, removing only the outer outer panel allows easy access to the device or the harness to be worked, thereby improving workability.
また、機器をより機体重心に近い内部に高密度実装することができるので、MOIが小さくなり高アジリティ化ができるようになるという効果を奏する。 In addition, since the device can be mounted at a high density inside the body closer to the center of gravity, there is an effect that the MOI is reduced and the agility can be increased.
また、宇宙空間に面した構体パネルの内面以外に機器が配置でき、また静止衛星においては南北面以外の構体パネルに機器や放熱面が配置できるので、従来の設計に比べて機器搭載領域や放熱能力を増やすことができるという効果を奏する。 In addition, equipment can be placed on the inner surface of the structural panel facing the outer space, and in the case of a geostationary satellite, the equipment and heat radiation surface can be placed on the structural panel other than the north-south plane. This has the effect that the ability can be increased.
また、機体機軸の周方向に熱が拡散して平均化されるので、熱真空試験において機体各面の設計に合わせて熱入力を細かく設定する必要がない。その結果、熱真空試験設備が具備するシュラウド(壁面)温調機能等を利用して機体周囲の軌道上熱環境が設定可能となり、試験用ヒータ等の治具が不要になる。従って、様々な機体の軌道上熱環境が試験用ヒータ等の治具無しで設定でき、熱真空試験の標準化、試験作業の省力化、低コスト化ができるという効果を奏する。 Further, since heat is diffused and averaged in the circumferential direction of the fuselage machine axis, it is not necessary to set heat input finely in accordance with the design of each surface of the fuselage in a thermal vacuum test. As a result, the on-orbit thermal environment around the fuselage can be set using the shroud (wall) temperature control function or the like provided in the thermal vacuum test equipment, and a jig such as a test heater is not required. Therefore, the on-orbit thermal environment of various airframes can be set without a jig such as a test heater, and the effects of standardizing the thermal vacuum test, labor saving of the test work, and cost reduction can be achieved.
また、機軸(重力)方向に対してヒートパイプが直交方向(水平)に配置されるので、静止衛星の熱真空試験ではヒートパイプを動作させるために衛星を横倒しする必要がなくなり、熱真空試験時の作業性向上や衛星設置用治具の共通化ができるという効果を奏する。 In addition, since the heat pipes are arranged in a direction (horizontal) orthogonal to the machine axis (gravity) direction, it is not necessary to turn the satellite down to operate the heat pipes in the thermal vacuum test of the geostationary satellite. This has the effect of improving workability and making satellite installation jigs common.
以下、実施の形態1〜8に従い、本発明に係る放熱構造を説明する。 Hereinafter, a heat dissipation structure according to the present invention will be described according to Embodiments 1 to 8.
実施の形態1.
実施の形態1に係る放熱装置として、機器を取り付けるインナーパネルが筒状に4面の構造を有する連結ヒートパイプパネルにおいて、機体機軸(重力)の方向に対して直交方向(水平)に配置、内蔵された複数のヒートパイプを周方向に連結して等温化するとともに、アウターパネルに設けた放熱面から宇宙空間に放熱する6面体の機体形状の放熱装置について説明する。
なお、以下の説明では衛星という用語を用いて説明するが、この衛星という用語は、人工衛星又は宇宙機と読み替え可能である。Embodiment 1 FIG.
As the heat radiating device according to the first embodiment, in a connected heat pipe panel in which the inner panel to which the device is attached has a four-sided cylindrical structure, the inner panel is arranged and built in a direction (horizontal) orthogonal to the direction of the machine body axis (gravity). A heat dissipating device having a hexahedral body shape, in which a plurality of heat pipes are connected in the circumferential direction to make them equal in temperature and radiate heat to the outer space from a heat dissipating surface provided on the outer panel, will be described.
In the following description, the term “satellite” will be used, but the term “satellite” can be read as an artificial satellite or a spacecraft.
図1は、実施の形態1に係る連結ヒートパイプパネル6を含む放熱装置の構成図である。図1において、1は衛星に搭載される電子機器等の機器、2はインナーパネル3に内蔵されたヒートパイプ、3は機器1を搭載するインナーパネル、4は衛星外側のアウターパネル、5はアウターパネル4の放熱面である。4面のインナーパネル3は、衛星の構体の周囲に沿って配置される。衛星には、インナーパネル3とアウターパネル4との間における、アウターパネル4の内側の面と対向するインナーパネル3の外側の面に機器1が搭載される。
図2は実施の形態1に係る連結ヒートパイプパネル6の構成図であり、図1の記載から連結ヒートパイプパネル6のみを図示したものである。
連結ヒートパイプパネル6は、4面のインナーパネル3とインナーパネル3の内部に水平に埋め込まれたヒートパイプ2を周方向に熱的に連結した筒状の形状を成す。FIG. 1 is a configuration diagram of a heat dissipation device including the connected heat pipe panel 6 according to the first embodiment. In FIG. 1, 1 is a device such as an electronic device mounted on a satellite, 2 is a heat pipe built in an
FIG. 2 is a configuration diagram of the connected heat pipe panel 6 according to Embodiment 1, and illustrates only the connected heat pipe panel 6 from the description of FIG.
The connection heat pipe panel 6 has a cylindrical shape in which four
なお、図21は従来の6面体形状の人工衛星の放熱装置を示す図であり、ヒートパイプ50を各々の構体パネル内に内蔵した構体パネル51の放熱面52を用いて、衛星内部に搭載した機器の発熱を宇宙空間に放熱している。
FIG. 21 is a view showing a conventional heat dissipating device for a hexahedral artificial satellite. The heat pipe 50 is mounted inside a satellite using a
次に、図1、図2を参照して動作について説明する。
インナーパネル3に取付けられた複数の機器1の発熱は、ヒートパイプ2を介して連結ヒートパイプパネル6の周方向に拡散した後、輻射によりアウターパネル4に熱伝達して、アウターパネル4の宇宙空間側に設けた放熱面5から宇宙空間に放熱される。
なお、放熱面5は太陽光吸収率が小さく、熱放射率が大きい表面特性を有する。
アウターパネル4上の放熱面5の形状、サイズ、配置は図示した形状、サイズ、配置に限られない。
また、インナーパネル3内蔵の水平に配置されたヒートパイプ2の配置は、相互に連結できる位置関係であればどこでもよく、本数は何本であっても構わない。Next, the operation will be described with reference to FIGS.
The heat generated by the plurality of devices 1 attached to the
In addition, the
The shape, size, and arrangement of the
The horizontal arrangement of the
このように、実施の形態1に係る連結ヒートパイプパネル6は、インナーパネル3に内蔵された水平に配置されたヒートパイプ2が、複数箇所で周方向に熱的に連結されていることを特徴とする。
これによれば、搭載機器や投入される軌道姿勢条件が異なっても同一の熱構造設計や機器配置設計が適用できるようになり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減できる。As described above, the connected heat pipe panel 6 according to the first embodiment is characterized in that the horizontally arranged
According to this, the same thermal structure design and equipment arrangement design can be applied even when the mounted equipment and the input orbit attitude conditions are different, and the development period and cost can be reduced by standardizing the mechanical system design.
また、打ち上げ時、衛星はロケットの大きな音圧を受けて振動するが、構体パネル内側に機器を搭載する従来の方式では、機器搭載パネルがロケットの音圧を直接受けて振動してしまう。これに対して、実施の形態1に係る放熱装置では、アウターパネル4がロケットの音圧を直接受けるので、機器1を搭載するインナーパネル3は間接的に音圧を受けることになり、打ち上げ時の搭載機器1の音響環境が緩和される。
At the time of launch, the satellite vibrates due to the large sound pressure of the rocket, but in the conventional system in which the equipment is mounted inside the structural panel, the equipment mounting panel receives the sound pressure of the rocket and vibrates. On the other hand, in the heat radiating device according to the first embodiment, since the
実施の形態2.
実施の形態2では、実施の形態1に対し、ヒートパイプを内蔵したウェブパネルを追加し、連結ヒートパイプパネルがインナーパネル、ウェブパネル、及びウェブパネルに設けた放熱面から構成される6面体の機体形状の放熱装置について説明する。
以下、実施の形態1と異なる事項について主に説明する。説明を省略した事項については、実施の形態1と同様である。
In the second embodiment, a web panel with a built-in heat pipe is added to the first embodiment, and the connected heat pipe panel is a hexahedron composed of an inner panel, a web panel, and a heat radiating surface provided on the web panel. A heat dissipating device having a body shape will be described.
Hereinafter, matters different from the first embodiment will be mainly described. Matters whose description is omitted are the same as in the first embodiment.
図3は、実施の形態2に係る連結ヒートパイプパネル10を含む放熱装置の構成図である。図3において、7はヒートパイプ、8はウェブパネル、9は放熱面である。
図4は実施の形態2に係る連結ヒートパイプパネル10の構成図であり、図3の記載から連結ヒートパイプパネル10のみを図示したものである。FIG. 3 is a configuration diagram of a heat dissipation device including the connected heat pipe panel 10 according to the second embodiment. In FIG. 3, 7 is a heat pipe, 8 is a web panel, and 9 is a heat dissipation surface.
FIG. 4 is a configuration diagram of the connected heat pipe panel 10 according to the second embodiment, and illustrates only the connected heat pipe panel 10 from the description of FIG.
実施の形態2に係る連結ヒートパイプパネル10は、実施の形態1の連結ヒートパイプパネル6の隅部に放射状に配置され、インナーパネル3から外方向に伸延するウェブパネル8を備える。連結ヒートパイプパネル10は、ウェブパネル8及びウェブパネル8に内蔵され水平に配置されたヒートパイプ7が、インナーパネル3及びインナーパネル3に内蔵されたヒートパイプ2と熱的に連結した構造を有する。
The connected heat pipe panel 10 according to the second embodiment includes a
次に、図3、図4を参照して動作について説明する。
インナーパネル3に取付けられた複数の機器1の発熱はヒートパイプ2を介してインナーパネル3の周方向に拡散するとともに、ウェブパネル8のヒートパイプ7に伝わり、ウェブパネル8に設けた放熱面9から宇宙空間に放熱される。
ヒートパイプ7を内蔵するウェブパネル8は発熱機器を搭載してもよい。
ヒートパイプ7内蔵のウェブパネル8は1枚から4枚までいくつでも構わない。また、ウェブパネル8上の放熱面9の形状、サイズ、配置は、ヒートパイプ7が内蔵される領域を包絡し、かつ宇宙空間に暴露される領域であれば、どのような形状、サイズ、配置でも構わない。また、ヒートパイプ2と連結される水平に配置されたヒートパイプ7を内蔵し、かつ放熱面9を配置できる宇宙空間に暴露される領域を有するウェブパネル8は、どのような形状、サイズでも構わない。更に、インナーパネル3とウェブパネル8が各々内蔵する水平に配置されたヒートパイプ2とヒートパイプ7の配置は相互に連結できる位置関係であればどこでもよく、また本数は何本でも構わない。Next, the operation will be described with reference to FIGS.
The heat generated by the plurality of devices 1 attached to the
The
Any number of
このように、実施の形態2に係るインナーパネル3とウェブパネル8から構成される連結ヒートパイプパネル10は、インナーパネル3に内蔵され水平に配置されたヒートパイプ2と、ウェブパネル8に内蔵されたヒートパイプ7とが複数箇所で周方向に熱的に連結され、かつヒートパイプ2と連結されたヒートパイプ7がウェブパネル8上の放熱面9まで延伸していることを特徴とする。
これによれば、搭載機器や投入される軌道姿勢条件が異なっても、実施の形態1よりも大きな放熱能力を有する同一の熱構造設計や機器配置設計が適用できるようになり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減できる。As described above, the connected heat pipe panel 10 including the
According to this, the same thermal structure design and equipment layout design having a greater heat dissipation capability than in the first embodiment can be applied even if the mounted equipment and the input orbit attitude conditions are different, and the mechanical system design can be improved. Standardization reduces development time and costs.
実施の形態3.
実施の形態3では、実施の形態1に対し、ヒートパイプを内蔵したウェブパネル、アウターパネルを追加し、連結ヒートパイプパネルがインナーパネル、ウェブパネル、アウターパネル、及びアウターパネルに設けた放熱面から構成される6面体の機体形状の放熱装置について説明する。なお、ヒートパイプを内蔵したウェブパネルに放熱面がない点が、実施の形態2のウェブパネルと異なる。
以下では、実施の形態1、2と異なる事項について主に説明する。説明を省略した事項については、実施の形態1、2と同様である。
In the third embodiment, a web panel with a built-in heat pipe and an outer panel are added to the first embodiment, and a connection heat pipe panel is formed from a heat radiation surface provided on an inner panel, a web panel, an outer panel, and an outer panel. A hexahedral body-shaped heat dissipation device will be described. The difference from the web panel of the second embodiment is that the web panel with the built-in heat pipe has no heat radiation surface.
Hereinafter, matters different from the first and second embodiments will be mainly described. Matters whose description is omitted are the same as in the first and second embodiments.
図5は、実施の形態3における連結ヒートパイプパネル14を含む放熱装置の構成図である。図5において、12はウェブパネル、11はウェブパネル12に設けられたヒートパイプ、13はアウターパネル4に設けられたヒートパイプである。
図6は実施の形態3に係る連結ヒートパイプパネル14の構成図であり、図5の記載から連結ヒートパイプパネル14のみを図示したものである。
実施の形態3に係る連結ヒートパイプパネル14では、実施の形態1に係る連結ヒートパイプパネル10の隅部に放射状に配置されたウェブパネル12とウェブパネル12に内蔵の水平に配置されたヒートパイプ11は、インナーパネル3及びインナーパネル3に内蔵のヒートパイプ2と熱的に連結し、かつ、放熱面5を有するアウターパネル4及びアウターパネル4に内蔵の水平に配置されたヒートパイプ13と熱的に連結した構造を有する。FIG. 5 is a configuration diagram of a heat dissipation device including the connected heat pipe panel 14 according to the third embodiment. In FIG. 5,
FIG. 6 is a configuration diagram of the connection heat pipe panel 14 according to the third embodiment, and illustrates only the connection heat pipe panel 14 from the description of FIG.
In the connected heat pipe panel 14 according to the third embodiment, a
次に、図5、図6を参照して動作について説明する。
インナーパネル3に取付けられた複数の機器1の発熱はヒートパイプ2、ヒートパイプ11、ヒートパイプ13を介してアウターパネル4に伝わり、アウターパネル4の放熱面5から宇宙空間に放熱される。
ヒートパイプ11を内蔵するウェブパネル12とアウターパネル4は発熱機器を搭載してもよい。ヒートパイプ11に内蔵のウェブパネル12とヒートパイプ13に内蔵のアウターパネル4は各々1枚から4枚までのいくつでも構わない。
ウェブパネル12に内蔵のヒートパイプ11と連結される水平に配置されたヒートパイプ13を内蔵するアウターパネル4は、図示した形状、サイズに限定されない。
インナーパネル3とウェブパネル12、アウターパネル4が各々内蔵する水平に配置されたヒートパイプ2、ヒートパイプ11、ヒートパイプ13の配置は相互に連結できる位置関係であればどこでもよく、また本数は何本であっても構わない。Next, the operation will be described with reference to FIGS.
Heat generated by the plurality of devices 1 attached to the
The
The
The arrangement of the horizontally arranged
このように実施の形態3に係るインナーパネル3、ウェブパネル12、アウターパネル4から構成される連結ヒートパイプパネル14は、インナーパネル3に内蔵の水平に配置されたヒートパイプ2が複数箇所で周方向に熱的に連結され、かつヒートパイプ2とウェブパネル12に内蔵のヒートパイプ11が熱的に連結され、さらにヒートパイプ11と熱的に連結されたアウターパネル4に内蔵のヒートパイプ13が、アウターパネル4の放熱面5まで延伸していることを特徴とする。
As described above, the connected heat pipe panel 14 composed of the
これにより、搭載機器や投入される軌道姿勢条件が異なっても、実施の形態2よりも大きな放熱能力を有する同一の熱構造設計や機器配置設計が適用できるようになり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減できる。
As a result, the same thermal structure design and equipment layout design having a larger heat dissipation capacity than in
実施の形態4.
実施の形態4では、実施の形態2に対し、実施の形態3で記載のヒートパイプを内蔵したアウターパネルを追加し、連結ヒートパイプパネルがインナーパネル、ウェブパネル、アウターパネル、及びウェブパネルとアウターパネルの両方に設けた放熱面から構成される6面体の機体形状の放熱装置について説明する。
実施の形態4では、ヒートパイプを内蔵したウェブパネルに放熱面がある点が実施の形態3と異なる。
以下、実施の形態1、2、3と異なる事項について主に説明する。説明を省略した事項については、実施の形態1、2、3と同様である。
In the fourth embodiment, an outer panel incorporating the heat pipe described in the third embodiment is added to the second embodiment, and the connected heat pipe panel includes an inner panel, a web panel, an outer panel, and a web panel and an outer panel. A hexahedral body-shaped heat dissipation device composed of heat dissipation surfaces provided on both panels will be described.
The fourth embodiment is different from the third embodiment in that a web panel including a heat pipe has a heat radiation surface.
Hereinafter, matters different from
図7は、実施の形態4に係る連結ヒートパイプパネル15を含む放熱装置の構成図である。
図8は、実施の形態4に係る連結ヒートパイプパネル15の構成図であり、図7の記載から連結ヒートパイプパネル15のみを図示したものである。
実施の形態4に係る連結ヒートパイプパネル15は、実施の形態1の連結ヒートパイプパネル10の隅部に放射状に配置された放熱面9を有するウェブパネル8と、ウェブパネル8に内蔵されたヒートパイプ7は、インナーパネル3及びインナーパネル3に内蔵のヒートパイプ2と熱的に連結し、かつ、放熱面5を有するアウターパネル4とアウターパネル4に内蔵されたヒートパイプ13とも熱的に連結した構造を有する。FIG. 7 is a configuration diagram of a heat dissipation device including the connected heat pipe panel 15 according to the fourth embodiment.
FIG. 8 is a configuration diagram of the connection heat pipe panel 15 according to
The connected heat pipe panel 15 according to the fourth embodiment includes a
次に、図7、図8を参照して動作について説明する。
インナーパネル3に取付けられた複数の機器1の発熱は、ヒートパイプ2、ヒートパイプ7、ヒートパイプ13を介してウェブパネル8とアウターパネル4に伝わり、ウェブパネル8の放熱面9とアウターパネル4の放熱面5から宇宙空間に放熱される。Next, the operation will be described with reference to FIGS.
The heat generated by the plurality of devices 1 attached to the
このように、実施の形態4に係るインナーパネル3、ウェブパネル8、アウターパネル4から構成される連結ヒートパイプパネル15は、インナーパネル3に内蔵の水平に配置されたヒートパイプ2が複数箇所で周方向に熱的に連結され、かつ、ヒートパイプ2と熱的に連結されたウェブパネル8に内蔵のヒートパイプ7がウェブパネル8の放熱面9まで延伸し、さらにヒートパイプ7と熱的に連結されたアウターパネル4に内蔵のヒートパイプ13が、アウターパネル4の放熱面5まで延伸していることを特徴とする。その他の構成は実施の形態2、3と同様である。
これによれば、ヒートパイプを内蔵するウェブパネル8とアウターパネル4の両方に放熱面を有するため、実施の形態3に係る連結ヒートパイプパネル14よりも大きな放熱能力を有する。
本実施の形態による連結ヒートパイプパネル15を搭載する衛星が、低軌道衛星の場合(図17参照)、あるいは静止衛星の場合(図18)であっても、同一の熱構造設計や機器配置設計が適用できるようになり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減できるという効果を奏する。As described above, the connected heat pipe panel 15 including the
According to this, since both the
Even if the satellite on which the connected heat pipe panel 15 according to the present embodiment is mounted is a low-orbit satellite (see FIG. 17) or a geostationary satellite (FIG. 18), the same thermal structure design and equipment layout design are used. Can be applied, and there is an effect that the development period and cost can be reduced by standardizing the mechanical system design.
実施の形態5.
実施の形態5に係る放熱装置は、機器を取り付けるインナーパネルが筒状に6面の構造を有する連結ヒートパイプパネルによる放熱装置であり、実施の形態1の6面体の機体形状を8面体に変えた形態について説明する。
The heat radiating device according to the fifth embodiment is a heat radiating device using a connected heat pipe panel in which an inner panel to which the device is attached has a cylindrical structure with six surfaces, and the hexahedral body shape of the first embodiment is changed to an octahedral shape. The following describes the configuration.
ここで図22は、従来の8面体形状の人工衛星の放熱装置を示す図であり、ヒートパイプ53を各々の構体パネル内に内蔵した構体パネル54を用いて、衛星内部に搭載した機器の発熱を、放熱面55を介して宇宙空間に放熱している。
Here, FIG. 22 is a view showing a conventional radiating device for an octahedral artificial satellite, and using a
以下では、実施の形態1と異なる事項について主に説明する。説明を省略した事項については、実施の形態1と同様である。 Hereinafter, matters different from the first embodiment will be mainly described. Matters whose description is omitted are the same as in the first embodiment.
図9は、実施の形態5に係る連結ヒートパイプパネル20を含む放熱装置の構成図である。図9において、16はインナーパネル17に設けられたヒートパイプ、17は機器1を搭載するインナーパネル、18は8面体のアウターパネル、19はアウターパネル18に設けられた放熱面である。
図10は実施の形態5に係る連結ヒートパイプパネル20の構成図であり、図9の記載から連結ヒートパイプパネル20のみを図示したものである。FIG. 9 is a configuration diagram of a heat dissipation device including the connected heat pipe panel 20 according to the fifth embodiment. In FIG. 9,
FIG. 10 is a configuration diagram of the connected heat pipe panel 20 according to the fifth embodiment, and shows only the connected heat pipe panel 20 from the description of FIG.
実施の形態5に係る連結ヒートパイプパネル20は、6面のインナーパネル17とインナーパネル17の内部に水平に埋め込まれたヒートパイプ16を周方向に熱的に連結した筒状の形状を成す。
実施の形態5に係る連結ヒートパイプパネル20の動作は、インナーパネル17の面数が6面であること、機体形状が8面体であること以外は、実施の形態1と同様である。
このように、本実施の形態によれば、機体形状が8面体であっても、搭載機器や投入される軌道姿勢条件が異なっても同一の熱構造設計や機器配置設計が適用できるようになり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減できる。The connection heat pipe panel 20 according to the fifth embodiment has a cylindrical shape in which six
The operation of the connected heat pipe panel 20 according to the fifth embodiment is the same as that of the first embodiment except that the number of surfaces of the
As described above, according to the present embodiment, even when the body shape is an octahedron, the same thermal structure design and equipment layout design can be applied even when the mounted equipment and the orbit attitude conditions to be input are different. Standardization of mechanical system design can reduce development time and cost.
実施の形態6.
実施の形態6に係る放熱装置は、実施の形態5に対してヒートパイプを内蔵したウェブパネルを追加し、連結ヒートパイプパネルがインナーパネルとウェブパネル、及び、ウェブパネルに設けた放熱面から構成される放熱装置である。実施の形態6では、実施の形態2の6面体の機体形状を8面体に変えた形態について説明する。
以下では、実施の形態2、実施の形態5と異なる事項について主に説明する。説明を省略した事項については、実施の形態2、5と同様である。Embodiment 6 FIG.
The heat radiating device according to the sixth embodiment is different from the fifth embodiment in that a web panel with a built-in heat pipe is added, and the connected heat pipe panel is composed of an inner panel, a web panel, and a heat radiating surface provided on the web panel. Heat dissipation device. In the sixth embodiment, a description will be given of an embodiment in which the body shape of the hexahedron of the second embodiment is changed to an octahedron.
Hereinafter, matters different from the second and fifth embodiments will be mainly described. Matters whose description is omitted are the same as in the second and fifth embodiments.
図11は、実施の形態6における連結ヒートパイプパネル24を含む放熱装置の構成図である。図11において、22はウェブパネル、21はウェブパネル22に設けられたヒートパイプ、23はウェブパネル22に設けられる放熱面である。
図12は実施の形態6に係る連結ヒートパイプパネル24の構成図であり、図11の記載から連結ヒートパイプパネル24のみを図示したものである。FIG. 11 is a configuration diagram of a heat radiator including the connected heat pipe panel 24 according to the sixth embodiment. In FIG. 11, 22 is a web panel, 21 is a heat pipe provided on the
FIG. 12 is a configuration diagram of the connection heat pipe panel 24 according to the sixth embodiment, and illustrates only the connection heat pipe panel 24 from the description of FIG.
実施の形態6に係る連結ヒートパイプパネル24は、実施の形態5の連結ヒートパイプパネル20の隅部に放射状に配置されたウェブパネル22とウェブパネル22に内蔵の水平に配置されたヒートパイプ21がインナーパネル17及びインナーパネル17に内蔵のヒートパイプ16と熱的に連結した構造を有する。
ヒートパイプ21に内蔵のウェブパネル22は1枚から6枚までのいくつでも構わない。実施の形態6に係る連結ヒートパイプパネル24は、インナーパネル17の面数が6面であること、及び、機体の形状が8面体であること以外は実施の形態2と同様である。The connected heat pipe panel 24 according to the sixth embodiment includes a
The number of the
このように本実施の形態によれば、機体形状が8面体であっても、搭載機器や投入される軌道姿勢条件が異なっても、実施の形態5よりも大きな放熱能力を有する同一の熱構造設計や機器配置設計が適用できるようになり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減できる。 As described above, according to the present embodiment, even if the body shape is an octahedron, the same thermal structure having a larger heat dissipation capability than that of the fifth embodiment, even if the mounted equipment and the orbital posture conditions to be inserted are different. Design and equipment layout design can be applied, and mechanical system design can be standardized to reduce development time and costs.
実施の形態7.
実施の形態7に係る放熱装置は、実施の形態5に対し、ヒートパイプを内蔵したウェブパネル、アウターパネルを追加し、連結ヒートパイプパネルがインナーパネル、ウェブパネル、アウターパネル、及びアウターパネルに設けた放熱面から構成される放熱装置である。
ここでは実施の形態3の6面体の機体形状を、8面体に変えた形態について説明する。
なお、ヒートパイプを内蔵したウェブパネルに放熱面がない点が実施の形態6のウェブパネルと異なる。
以下では、実施の形態3、5、6と異なる事項について主に説明する。説明を省略した事項については、実施の形態3、5、6と同様である。
The heat radiating device according to
Here, an embodiment in which the hexahedral body shape of the third embodiment is changed to an octahedron will be described.
Note that the web panel incorporating the heat pipe is different from the web panel of the sixth embodiment in that there is no heat radiating surface.
Hereinafter, matters different from the third, fifth, and sixth embodiments will be mainly described. Matters whose description is omitted are the same as in the third, fifth and sixth embodiments.
図13は、実施の形態7における連結ヒートパイプパネル30を含む放熱装置の構成図である。図13において、26はウェブパネル、25はウェブパネル26に設けられたヒートパイプ、27はアウターパネルに設けられたヒートパイプである。
図14は、実施の形態7における連結ヒートパイプパネル30の構成図であり、図13の記載から連結ヒートパイプパネル30のみを図示したものである。
実施の形態7に係る連結ヒートパイプパネル30は、実施の形態5の連結ヒートパイプパネル20の隅部に放射状に配置されたウェブパネル26とウェブパネル26に内蔵の水平に配置されたヒートパイプ25が、インナーパネル17及びインナーパネル17に内蔵のヒートパイプ16と熱的に連結し、かつ、放熱面19を有するアウターパネル18とアウターパネル18に内蔵の水平に配置されたヒートパイプ27とも熱的に連結した構造を有する。
ヒートパイプ25に内蔵のウェブパネル26とヒートパイプ27に内蔵のアウターパネル18は1枚から6枚までいくつであっても構わない。
実施の形態7に係る連結ヒートパイプパネル30は、インナーパネル17の面数が6面であること、及び、機体の形状が8面体であること以外は実施の形態3と同様である。FIG. 13 is a configuration diagram of a heat radiator including the connected heat pipe panel 30 according to the seventh embodiment. In FIG. 13, 26 is a web panel, 25 is a heat pipe provided on the
FIG. 14 is a configuration diagram of the connected heat pipe panel 30 according to the seventh embodiment, and illustrates only the connected heat pipe panel 30 from the description of FIG.
The connection heat pipe panel 30 according to the seventh embodiment includes a web panel 26 radially arranged at a corner of the connection heat pipe panel 20 of the fifth embodiment and a horizontally arranged heat pipe 25 built in the web panel 26. Is thermally connected to the
The number of web panels 26 incorporated in the heat pipe 25 and the number of
The connected heat pipe panel 30 according to
このように本実施の形態によれば、機体形状が8面体であっても、搭載機器や投入される軌道姿勢条件が異なっても、実施の形態6よりも大きな放熱能力を有する同一の熱構造設計や機器配置設計が適用できるようになり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減できる。 As described above, according to the present embodiment, even when the body shape is an octahedron, the same thermal structure having a larger heat dissipation capability than that of the sixth embodiment, Design and equipment layout design can be applied, and mechanical system design can be standardized to reduce development time and costs.
実施の形態8.
実施の形態8に係る放熱構造は、実施の形態6に対して実施の形態7に記載のヒートパイプを内蔵したアウターパネルを追加し、連結ヒートパイプパネルがインナーパネル、ウェブパネル、アウターパネル、及びウェブパネルとアウターパネルの両方に設けた放熱面から構成される放熱装置である。
ここでは実施の形態4の6面体の機体形状を8面体に変えた形態について説明する。
なお、ヒートパイプを内蔵したウェブパネルに放熱面がある点が実施の形態7と異なる。以下では実施の形態4、6、7と異なる事項について主に説明する。説明を省略した事項については、実施の形態4、実施の形態6、実施の形態7と同様である。
The heat dissipation structure according to the eighth embodiment is different from the sixth embodiment in that an outer panel incorporating the heat pipe described in the seventh embodiment is added, and the connection heat pipe panel includes an inner panel, a web panel, an outer panel, and This is a heat radiating device composed of heat radiating surfaces provided on both the web panel and the outer panel.
Here, a form in which the hexahedron body shape of the fourth embodiment is changed to an octahedron will be described.
The difference from the seventh embodiment is that a web panel including a heat pipe has a heat radiation surface. Hereinafter, matters different from the fourth, sixth, and seventh embodiments will be mainly described. Matters whose description is omitted are the same as in the fourth, sixth, and seventh embodiments.
図15は、実施の形態8に係る連結ヒートパイプパネル31を含む放熱装置の構成図である。
図16は実施の形態8に係る連結ヒートパイプパネル31の構成図であり、図15の記載から連結ヒートパイプパネル31のみを図示したものである。
実施の形態8に係る連結ヒートパイプパネル31は、実施の形態5の連結ヒートパイプパネル20の隅部に放射状に配置された放熱面23を有するウェブパネル22とウェブパネル22に内蔵のヒートパイプ21が、インナーパネル17及びインナーパネル17に内蔵のヒートパイプ16と熱的に連結し、かつ、放熱面19を有するアウターパネル18とアウターパネル18に内蔵のヒートパイプ27とも熱的に連結した構造を有する。FIG. 15 is a configuration diagram of a heat radiator including the connected heat pipe panel 31 according to the eighth embodiment.
FIG. 16 is a configuration diagram of the connection heat pipe panel 31 according to the eighth embodiment, and illustrates only the connection heat pipe panel 31 from the description of FIG.
The connection heat pipe panel 31 according to the eighth embodiment includes a
次に図15、図16を参照して動作について説明する。
インナーパネル17に取付けられた複数の機器1の発熱は、ヒートパイプ16、ヒートパイプ21、ヒートパイプ27を介してウェブパネル22とアウターパネル18に伝わり、ウェブパネル22の放熱面23とアウターパネル18の放熱面19から宇宙空間に放熱される。
実施の形態8に係るインナーパネル17、ウェブパネル22、アウターパネル18から構成される連結ヒートパイプパネル31は、インナーパネル17に内蔵の水平に配置されたヒートパイプ16が複数箇所で周方向に熱的に連結され、かつ、ヒートパイプ16と熱的に連結されたウェブパネル22に内蔵のヒートパイプ21がウェブパネル22の放熱面23まで延伸し、さらにヒートパイプ21と熱的に連結されたアウターパネル18に内蔵のヒートパイプ27が、アウターパネル18の放熱面19まで延伸していることを特徴とする。その他は実施の形態4、6、7と同様である。
実施の形態8に係る連結ヒートパイプパネル31は、ヒートパイプを内蔵するウェブパネル22とアウターパネル18の両方に放熱面を有するため、実施の形態7よりも大きな放熱能力を有するという効果を奏する。
本実施の形態による連結ヒートパイプパネル31を搭載する衛星が、低軌道衛星の場合(図19参照)、あるいは静止衛星の場合(図20)であっても、同一の熱構造設計や機器配置設計が適用できるようになり、機械システム設計を標準化して開発期間やコストが削減できるという効果を奏する。Next, the operation will be described with reference to FIGS.
Heat generated by the plurality of devices 1 attached to the
The connected heat pipe panel 31 including the
The connection heat pipe panel 31 according to the eighth embodiment has a heat radiation surface on both the
Even when the satellite on which the connected heat pipe panel 31 according to the present embodiment is mounted is a low-orbit satellite (see FIG. 19) or a geostationary satellite (FIG. 20), the same thermal structure design and equipment layout design are used. Can be applied, and there is an effect that the development period and cost can be reduced by standardizing the mechanical system design.
実施の形態9.
実施の形態9では、周方向に連結された複数のヒートパイプ2間を接続する接続用のヒートパイプがインナーパネル3に内蔵された点が、実施の形態1〜8と異なる。
以下、実施の形態9では、実施の形態1〜8と異なる点を説明する。説明を省略した事項については、実施の形態1〜8と同様である。実施の形態9では、一例として、実施の形態1の構成に、接続用のヒートパイプを追加した構成を説明する。しかし、実施の形態1の構成に限らず、他の実施の形態の構成に、接続用のヒートパイプを追加することも可能である。
The ninth embodiment is different from the first to eighth embodiments in that a connecting heat pipe for connecting a plurality of
Hereinafter, the points of the ninth embodiment that are different from the first to eighth embodiments will be described. Matters whose description is omitted are the same as in the first to eighth embodiments. In the ninth embodiment, a configuration in which a connection heat pipe is added to the configuration of the first embodiment will be described as an example. However, the configuration is not limited to the configuration of the first embodiment, and a connection heat pipe can be added to the configuration of the other embodiments.
図24は、実施の形態9に係る連結ヒートパイプパネル32を含む放熱装置の構成図である。図24において、28は、複数のヒートパイプ2間を接続する接続用のヒートパイプである。
図25は、実施の形態9に係る連結ヒートパイプパネル32の構成図であり、図24の記載から連結ヒートパイプパネル32のみを図示したものである。FIG. 24 is a configuration diagram of a heat dissipation device including the connected
FIG. 25 is a configuration diagram of the connection
実施の形態9に係る連結ヒートパイプパネル32は、実施の形態1の周方向に連結された複数のヒートパイプ2間を接続する接続用のヒートパイプ28がインナーパネル3に内蔵されている。これにより、ヒートパイプパネル32は、各ヒートパイプ2が接続用のヒートパイプ28によって熱的に連結した構造を有する。
連結ヒートパイプパネル32は、各ヒートパイプ2間が直線状のヒートパイプ28によって鉛直方向に接続されている。In the connection
In the connection
図24、図25を参照して動作について説明する。
インナーパネル3に取付けられた複数の機器1の発熱はヒートパイプ2を介してインナーパネル3の周方向に拡散するとともに、接続用のヒートパイプ28を介してインナーパネル3の鉛直方向に拡散する。その後、輻射によりアウターパネル4に熱伝達して、アウターパネル4の宇宙空間側に設けた放熱面5から宇宙空間に放熱される。The operation will be described with reference to FIGS.
The heat generated by the plurality of devices 1 attached to the
図26は、実施の形態9に係る連結ヒートパイプパネル33を含む放熱装置の構成図である。図26において、29は、複数のヒートパイプ2間を接続する接続用のヒートパイプである。
図27は、実施の形態9に係る連結ヒートパイプパネル33の構成図であり、図26の記載から連結ヒートパイプパネル33のみを図示したものである。FIG. 26 is a configuration diagram of a heat radiator including the connected heat pipe panel 33 according to the ninth embodiment. In FIG. 26,
FIG. 27 is a configuration diagram of the connection heat pipe panel 33 according to the ninth embodiment, and illustrates only the connection heat pipe panel 33 from the description of FIG. 26.
連結ヒートパイプパネル33は、隣合うヒートパイプ2間がU字型に曲げられたヒートパイプ29によって鉛直方向に接続されている。
連結ヒートパイプパネル32のように、各ヒートパイプ2間が直線状のヒートパイプ28によって一直線に鉛直方向に接続されている場合、ヒートパイプ28内に封入されたアンモニアといった作動媒体が地上では重力により下に落ちてしまう。そのため、地上で実施される試験では、ヒートパイプ28による熱輸送が機能しない。なお、軌道上では重力の影響を受けないのでヒートパイプ28による熱輸送は機能する。
これに対して、連結ヒートパイプパネル33のように、隣合うヒートパイプ2間がU字型のヒートパイプ29によって鉛直方向に接続されている場合、ヒートパイプ29に封入された作動媒体は、下側のヒートパイプ2付近までしか重力により落ちることがない。そのため、地上で実施される試験でも、下側のヒートパイプ2から上側のヒートパイプ2への熱輸送は機能する。つまり、ボトムヒートモードであれば、地上で実施される試験でも、ヒートパイプ28による熱輸送を機能させることができる。In the connection heat pipe panel 33, the
When the
On the other hand, when the
なお、接続用のヒートパイプ28,29の本数は何本であっても構わない。
The number of
このように、実施の形態9に係る連結ヒートパイプパネル32,33は、インナーパネル3に内蔵された水平に配置された複数のヒートパイプ2が、ヒートパイプ28又はヒートパイプ29によって鉛直方向に接続されていることを特徴とする。
これによれば、水平に配置された複数のヒートパイプ2間に生じる温度差を小さくでき、効率的に放熱することが可能になる。As described above, the connected
According to this, a temperature difference generated between the plurality of
実施の形態10.
実施の形態10では、放熱装置が放熱面の熱放射率を温度によって変化させる点が、実施の形態1〜9と異なる。
以下、実施の形態10では、実施の形態1〜9と異なる点を説明する。説明を省略した事項については、実施の形態1〜9と同様である。実施の形態10では、一例として、実施の形態2の放熱面9の熱放射率を温度によって変化させる構成を説明する。しかし、実施の形態2の放熱面9に限らず、他の実施の形態の放熱面の熱放射率を温度によって変化させることも可能である。Embodiment 10 FIG.
The tenth embodiment is different from the first to ninth embodiments in that the heat radiating device changes the thermal emissivity of the heat radiation surface according to the temperature.
Hereinafter, Embodiment 10 will be described with respect to differences from Embodiments 1 to 9. Matters whose description is omitted are the same as in the first to ninth embodiments. In the tenth embodiment, as an example, a configuration in which the heat emissivity of the
実施の形態10では、放熱装置が放熱面9の熱放射率を温度によって変化させる機能を有する。具体的には、温度が低いほど放熱面9の熱放射率を低くして、断熱性能を高くし、温度が高いほど放熱面9の熱放射率を高くして、放熱性能を高くする。
この機能を実現する方法としては、放熱面9に熱放射率が温度によって変化する放射率可変素子を貼り付ける方法と、図28の(C)に示すように、連結ヒートパイプパネル34の放熱面9にサーマルルーバ35といった機器を取り付けて、温度によって放熱面9を外部に晒す面積を変える方法とがある。これら2つの方法を両方採用してもよい。
図28に示すように、サーマルルーバ35は、複数のブレード351それぞれが、バイメタル352によって軸に固定され、構成される。バイメタル352は、温度が高くなると回転力を出して、ブレード351を回転させ、ブレード351の背面に位置する放熱面9を外部に晒す面積を大きくする。サーマルルーバ35のブレード351をMLI(Multi Layer Insulation)構成とすることにより、ブレード351を閉じたときの断熱性能を高めることができる。これにより、ブレード開閉による放射率変化を大きくでき、放熱面9による自動温度調整機能の設計をし易くなる。In the tenth embodiment, the heat radiating device has a function of changing the thermal emissivity of the
As a method of realizing this function, a method of attaching a variable emissivity element whose thermal emissivity changes with temperature to the
As shown in FIG. 28, the
このように、実施の形態10に係る放熱装置は、放熱面9の熱放射率を温度によって変化させる機能を有することを特徴とする。
衛星毎に機器1の発熱量が異なる、機器1のオンオフにより発熱量が変動するといったことがあるが、これによれば、熱設計を標準化してどのような衛星にも利用することが可能になる。As described above, the heat dissipation device according to the tenth embodiment has a function of changing the heat emissivity of the
There are cases where the heat value of the device 1 differs for each satellite, and the heat value varies depending on the on / off of the device 1. According to this, it is possible to standardize the heat design and use it for any satellite. Become.
実施の形態11.
実施の形態11では、放熱装置がインナーパネルのヒートパイプから放熱面へ熱輸送する機能を有する点が、実施の形態1〜10と異なる。
以下、実施の形態11では、実施の形態1〜10と異なる点を説明する。説明を省略した事項については、実施の形態1〜10と同様である。実施の形態11では、一例として、実施の形態2又は実施の形態3の構成に、熱輸送する機能を追加した構成を説明する。しかし、実施の形態2又は実施の形態3の構成に限らず、他の実施の形態の構成に、熱輸送する機能を追加することも可能である。
Hereinafter, the points of the eleventh embodiment different from the first to tenth embodiments will be described. Matters whose description is omitted are the same as in the first to tenth embodiments. In the eleventh embodiment, a configuration in which a heat transport function is added to the configuration of the second or third embodiment will be described as an example. However, the present invention is not limited to the configuration of the second or third embodiment, and it is also possible to add a heat transport function to the configuration of the other embodiments.
図29及び図30は、実施の形態11に係る連結ヒートパイプパネル36,37の構成図である。図29及び図30において、29は、複数のヒートパイプ2間を接続する接続用のヒートパイプであり、38は、熱輸送する機能であるループヒートパイプである。
図29は、実施の形態2の構成に、ループヒートパイプ38を追加した連結ヒートパイプパネル36の構成を示す。図30は、実施の形態3の構成に、ループヒートパイプ38を追加した連結ヒートパイプパネル37の構成を示す。FIGS. 29 and 30 are configuration diagrams of connection
FIG. 29 shows a configuration of a connected heat pipe panel 36 in which a
実施の形態11に係る連結ヒートパイプパネル36,37は、実施の形態9で説明した接続用のヒートパイプ29がインナーパネル3に内蔵されている。つまり、連結ヒートパイプパネル36,37は、実施の形態2の周方向に連結された複数のヒートパイプ2間を接続する接続用のヒートパイプ29がインナーパネル3に内蔵されている。なお、ヒートパイプ29に代えて、実施の形態9で説明したヒートパイプ28が用いられてもよい。
また、連結ヒートパイプパネル36は、ウェブパネル8に放熱面9の裏側を通った環状のループヒートパイプ38が内蔵されている。また、連結ヒートパイプパネル37は、アウターパネル4に放熱面5の裏側を通った環状のループヒートパイプ38が内蔵されている。ループヒートパイプ38は、エバポレータ381を備えている。エバポレータ381は、ヒートパイプ2に接続されている。In the connection
The connection heat pipe panel 36 has a built-in annular
図29、図30を参照して、動作を説明する。
連結ヒートパイプパネル36,37が備えるエバポレータ381は、ヒートパイプ2を介して加熱されると、毛細管力を発生して、ループヒートパイプ38の管382内の作動媒体を一定方向に循環させる。これにより、ヒートパイプ2から伝達された熱が作動媒体を介して放熱面5,9へ運ばれ、放熱される。一方、エバポレータ381は、ヒートパイプ2を介して加熱されなければ、毛細管力を発生しないため、作動媒体は循環しない。そのため、放熱面5,9への熱輸送が行われず、放熱面5,9からの放熱を抑えることができる。The operation will be described with reference to FIGS.
The
このように、実施の形態11に係る放熱装置は、インナーパネルのヒートパイプから放熱面へ熱輸送する機能を有することを特徴とする。
衛星毎に機器1の発熱量が異なる、機器1のオンオフにより発熱量が変動するといったことがあるが、これによれば、熱設計を標準化してどのような衛星にも利用することが可能になる。As described above, the heat radiating device according to
There are cases where the heat value of the device 1 differs for each satellite, and the heat value varies depending on the on / off of the device 1. According to this, it is possible to standardize the heat design and use it for any satellite. Become.
実施の形態12.
実施の形態12では、ヒートパイプの連結方法について説明する。
図31と図32は、図2の(B)に示す連結ヒートパイプパネル6の構成を詳細に示した図である。
インナーパネル3の厚さW1は、ヒートパイプ2の厚さW2の2倍以上である。そのため、インナーパネル3は、インナーパネル3の厚さ方向に2本のヒートパイプ2を重ねて内蔵することが可能である。
ヒートパイプ2は、複数のパイプ21が接合されて構成される。図31では、折り曲げられたパイプ21の両端が、同じインナーパネル3に内蔵された他のパイプ21と接合される。パイプ21同士が接合されることにより、パイプ21同士が熱的に接続される。なお、パイプ21同士は、接合部分にフランジが形成され、ボルト等で接合される。そのため、接合されたパイプ21間で作動媒体が流通するようになるわけではない。
例えば、図31において、パイプ21Aは、折り曲げられ、インナーパネル3Aに内蔵されている。そして、パイプ21Aは、一端がインナーパネル3Aに内蔵されたパイプ21Bと接合されるとともに、他端がインナーパネル3Bに内蔵されたパイプ21Cと接合されている。また、パイプ21Bは、折り曲げられ、インナーパネル3Cに内蔵されたパイプ21Dと接合されている。同様に、パイプ21Dは、パイプ21Eと接合され、パイプ21Eはパイプ21Fと接合され、パイプ21Fはパイプ21Cと接合されている。これにより、ヒートパイプ2は、周方向に熱的に連結した状態になっている。
図32は、図31よりも少ないヒートパイプ本数と接合箇所でヒートパイプ2が構成されている。この構成により、インナーパネル4面の温度差を図31よりも小さくすることができ、かつ軽量化することができる。FIGS. 31 and 32 are diagrams showing the configuration of the connected heat pipe panel 6 shown in FIG. 2B in detail.
The thickness W1 of the
The
For example, in FIG. 31, the
In FIG. 32, the
このように、複数のパイプ21を接合してヒートパイプ2を構成するのは、ヒートパイプ2の構造上、複数個所曲げると精度よく加工することが難しいためである。ヒートパイプ2は、作動媒体が毛細管力により移動するように、内壁が毛細管構造になっている。そのため、曲げ加工が難しく、1本のパイプ21で周方向に繋がったヒートパイプ2を精度よく構成することは難しい。
The reason why the
図33は、図4の(B)に示す連結ヒートパイプパネル10の構成を詳細に示した図である。
ウェブパネル8に内蔵されたヒートパイプ7は、一端がインナーパネル3に内蔵されたヒートパイプ2と接合され、ヒートパイプ2とヒートパイプ7とは熱的に連結している。図33では、例えば、ヒートパイプ7は、インナーパネル3の外から、ヒートパイプ2にボルトで固定されている。この際、インナーパネル3を構成するハニカムパネルの表皮が切欠かれて、ヒートパイプ7とヒートパイプ2との連結面とインナーパネル3の表面とが段差なく平らな状態にされた上で、ヒートパイプ7とヒートパイプ2とがボルトで固定される。なお、ハニカムパネルの表皮が切欠かれず、ヒートパイプ7とヒートパイプ2とがボルトで固定されてもよい。但し、この場合、ヒートパイプ7とヒートパイプ2とを熱的に連結する工程は簡略化されるものの、熱抵抗がある状態になってしまう。FIG. 33 is a diagram showing the configuration of the connected heat pipe panel 10 shown in FIG. 4B in detail.
One end of the
アウターパネル4に内蔵されたヒートパイプ13と熱的に連結する方法も、インナーパネル3に内蔵されているヒートパイプ2とウェブパネル8に内蔵されたヒートパイプ7とを熱的に連結する方法と同様である。
A method of thermally connecting the
図34及び図35は、図10の(B)に示す6面の連結ヒートパイプパネル20の構成を詳細に示した図であり、4面のヒートパイプパネルを連結した図31及び図32とそれぞれ同じ連結方式である。 FIG. 34 and FIG. 35 are diagrams showing in detail the configuration of the six-side connected heat pipe panel 20 shown in FIG. 10B, and FIG. 31 and FIG. It is the same connection method.
図36は、図12の(B)に示す連結ヒートパイプパネル24の構成を詳細に示した図であり、ウェブパネル22に内蔵したヒートパイプ21とインナーパネル22に内蔵したヒートパイプ21との連結方式は図33と同じである。
FIG. 36 is a view showing the configuration of the connection heat pipe panel 24 shown in FIG. 12B in detail, and shows the connection between the
アウターパネル18に内蔵されたヒートパイプ27と熱的に連結する方法も、インナーパネル17に内蔵されているヒートパイプ16とウェブパネル22に内蔵されたヒートパイプ21とを熱的に連結する方法と同様である。
The method of thermally connecting the
なお、実施の形態11で説明した管382は、エバポレータ381によって発生する毛細管力によって作動媒体が移動するため、管382にはヒートパイプ2と異なりウィックと呼ばれる毛細管構造は必要ない。そのため、管382として、取り回しが容易なものを用いることが可能である。
In the pipe 382 described in the eleventh embodiment, since the working medium moves by the capillary force generated by the
また、実施の形態1等に係る放熱装置は、インナーパネル3に機器1が取り付けられる。そのため、アウターパネル4をデブリから機器1を守るためのシールドとして用いることができる。つまり、想定されるデブリに応じてアウターパネル4の厚み又は強度を設計することで、デブリから機器1を守ることが可能になる。実施の形態1に限らず、他の実施の形態においても同様である。
In the heat dissipation device according to Embodiment 1 and the like, the device 1 is attached to the
1 機器、2 ヒートパイプ、3 インナーパネル、4 アウターパネル、5 放熱面、6 連結ヒートパイプパネル、7 ヒートパイプ、8 ウェブパネル、9 放熱面、10 連結ヒートパイプパネル、11 ヒートパイプ、12 ウェブパネル、13 ヒートパイプ、14 連結ヒートパイプパネル、15 連結ヒートパイプパネル、16 ヒートパイプ、17 インナーパネル、18 アウターパネル、19 放熱面、20 連結ヒートパイプパネル、21 ヒートパイプ、22 ウェブパネル、23 放熱面、24 連結ヒートパイプパネル、27 ヒートパイプ、28 ヒートパイプ、29 ヒートパイプ、30 連結ヒートパイプパネル、31 連結ヒートパイプパネル、32 連結ヒートパイプパネル、33 連結ヒートパイプパネル、34 連結ヒートパイプパネル、35 サーマルルーバ、341 ブレード、342 バイメタル、36 連結ヒートパイプパネル、37 連結ヒートパイプパネル、38 ループヒートパイプ、381 エバポレータ、382 管、40 太陽電池パドル、50 ヒートパイプ、51 構体パネル、52 放熱面、53 ヒートパイプ、54 構体パネル、55 放熱面。 1 equipment, 2 heat pipes, 3 inner panels, 4 outer panels, 5 heat radiating surfaces, 6 connected heat pipe panels, 7 heat pipes, 8 web panels, 9 heat radiating surfaces, 10 connected heat pipe panels, 11 heat pipes, 12 web panels , 13 heat pipes, 14 connected heat pipe panels, 15 connected heat pipe panels, 16 heat pipes, 17 inner panels, 18 outer panels, 19 heat dissipating surfaces, 20 connected heat pipe panels, 21 heat pipes, 22 web panels, 23 heat dissipating surfaces , 24 connected heat pipe panels, 27 heat pipes, 28 heat pipes, 29 heat pipes, 30 connected heat pipe panels, 31 connected heat pipe panels, 32 connected heat pipe panels, 33 connected heat pipe panels, 34 connected Heat pipe panel, 35 thermal louver, 341 blade, 342 bimetal, 36 connected heat pipe panel, 37 connected heat pipe panel, 38 loop heat pipe, 381 evaporator, 382 pipe, 40 solar cell paddle, 50 heat pipe, 51 structural panel, 52 heat dissipating surface, 53 heat pipe, 54 structural panel, 55 heat dissipating surface.
Claims (10)
前記インナーパネルの周囲を覆うアウターパネルと、
を備え、
前記インナーパネルと前記アウターパネルの間における、前記アウターパネルの内側の面と対向する前記インナーパネルの外側の面に機器が搭載される
ことを特徴とするヒートパイプパネルを用いた放熱装置。 An inner panel including at least one heat pipe that is arranged along the periphery of the structure of the satellite or the spacecraft and that is connected horizontally in the circumferential direction;
An outer panel covering the periphery of the inner panel,
Equipped with a,
A device is mounted between an outer surface of the inner panel and an inner surface of the outer panel, between the inner panel and the outer panel, wherein heat is radiated by using a heat pipe panel. apparatus.
前記インナーパネルに内蔵された前記ヒートパイプと熱的に接続されたヒートパイプが内蔵され、前記インナーパネルから外方向に伸延されたウェブパネル
を備えることを特徴とする請求項1又は2に記載のヒートパイプパネルを用いた放熱装置。 The heat radiator using the heat pipe panel further includes:
3. The heat pipe according to claim 1, wherein a heat pipe thermally connected to the heat pipe embedded in the inner panel is provided, and a web panel extending outward from the inner panel is provided. 4. Heat radiator using heat pipe panel.
を備えることを特徴とする請求項3に記載のヒートパイプパネルを用いた放熱装置。 The heat radiating device according to claim 3, wherein the web panel includes a heat radiating surface configured to radiate heat transmitted from the heat pipe connected to the web panel.
ことを特徴とする請求項3又は4に記載のヒートパイプパネルを用いた放熱装置。 The heat radiating device according to claim 3, wherein the outer panel includes a heat pipe thermally connected to a heat pipe embedded in the web panel. 6.
ことを特徴とする請求項1から5までのいずれか1項に記載のヒートパイプパネルを用いた放熱装置。 The heat dissipating device according to any one of claims 1 to 5, wherein the inner panel is configured by combining four or six panels.
前記インナーパネルは、周方向に連結された各ヒートパイプ間を接続する接続用のヒートパイプが内蔵された
ことを特徴とする請求項1から6までのいずれか1項に記載のヒートパイプパネルを用いた放熱装置。 The inner panel includes a plurality of the heat pipes connected in a circumferential direction,
The heat pipe panel according to any one of claims 1 to 6, wherein the inner panel has a built-in connection heat pipe for connecting between the heat pipes connected in the circumferential direction. The radiator used.
ことを特徴とする請求項7に記載のヒートパイプパネルを用いた放熱装置。 The heat radiating device using the heat pipe panel according to claim 7, wherein the connecting heat pipe for connecting between the two heat pipes connected in the circumferential direction is bent in a U-shape.
ことを特徴とする請求項2又は4に記載のヒートパイプパネルを用いた放熱装置。 The heat radiation device according to claim 2, wherein the heat radiation surface has a thermal emissivity that changes according to a temperature.
ことを特徴とする請求項1から9までのいずれか1項に記載のヒートパイプパネルを用いた放熱装置。 The heat pipe panel according to any one of claims 1 to 9, wherein at least a part of the heat pipes is a loop heat pipe through which an internal working medium flows when the temperature becomes high. Heat radiating device.
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